JPH1061954A - ガスタービンエンジンにおける燃焼機 - Google Patents

ガスタービンエンジンにおける燃焼機

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JPH1061954A
JPH1061954A JP9171382A JP17138297A JPH1061954A JP H1061954 A JPH1061954 A JP H1061954A JP 9171382 A JP9171382 A JP 9171382A JP 17138297 A JP17138297 A JP 17138297A JP H1061954 A JPH1061954 A JP H1061954A
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JP
Japan
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combustor
ribs
gas turbine
turbine engine
fuel nozzle
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JP9171382A
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English (en)
Inventor
Randal G Mckinney
ジー．マッキンニー ランダル
Franklin J Davis
ジェイ．デイヴィス フランクリン
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RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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Publication date
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    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Spray-Type Burners (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービンエンジンにおける燃焼機の冷却
流レベルを増大させることなくして隔壁熱シールド上の
冷却流を改善する燃料ノズルガイドを提供する。 【解決手段】 ノズルガイド５０はノズル４６を挿入で
きる寸法を有した環状ブッシング５２からなり、環状ブ
ッシング５２の一端部はノズルガイドリテーナ５６に連
結され、他端部は放射状に延伸するフランジ部５４を形
成し、フランジ部５４は環状ブッシング５２の連結部に
近い方の本体である本体部と中心から離れた周縁部分で
ある周縁部とを有し、該周縁部は燃焼室隔壁熱シールド
５８と実質的に平行に延伸し、かつ、フランジ部５４の
周縁部の回りには放射状に延伸するリブが形成され、各
リブは先頭端部と尾頭端部を有し、尾頭端部は円弧形状
をなし、これによりそれらの間を通過する膜状冷却空気
の渦流を低減させて隔壁熱シールド５８を補助する構成
とした。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービンエンジ
ンにおける燃焼機に関するもので、より詳細には、隔壁
膜状冷却を改善するための燃料ノズルガイドに関するも
のである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジン燃焼機は、一般
に、エンジンのコンプレッサーによって圧縮された空気
を、燃焼室隔壁の孔から挿入された燃料ノズルより噴出
される燃料と混合する燃焼室を有する。空気と燃料の混
合気体は燃焼し、それにより空気流の運動学上のエネル
ギーを実用的なスラスト（推進力）を生じさせるために
増大させる。自動車エンジンのありふれたスパークプラ
グとほぼ同じに機能する点火プラグが、燃焼に先行して
電気的火花を発生する。
【０００３】点火プラグやその他のインレット孔のよう
な種々の燃焼室構成部分との適切なアラインメントを得
べく、また同時に、燃焼機アセンブリーとして及びメン
テナンスのために燃焼室内にノズルを挿入する目的で、
種々の冷却と燃焼の空気用透孔を含むノズルガイドの複
合構成が、燃料ノズルが貫通する燃焼室壁における孔に
配置されている。
【０００４】ガスタービンエンジン燃焼室内の環境は極
度に凄まじいものである。空気と燃料の混合気体は燃焼
室内において２１００℃（華氏３８００度）の高温で燃
焼し、燃焼室壁に極度の熱勾配を生じさせる。このよう
な熱勾配から燃焼室隔壁を保護するため、隔壁熱シール
ドが隔壁の基部に配設される。
【０００５】隔壁熱シールドが熱禍に晒されることのな
いように、隔壁熱シールドと燃料ノズルガイドの放射状
に突出する部分との間に形成されたギャップから膜状冷
却空気が隔壁熱シールドの上に導入される。このギャッ
プというスペースは燃料ノズルガイドのフランジ部に放
射状に形成されたリブによって形成される。このリブは
隔壁熱シールドと接し、加えて燃料ノズルガイドと隔壁
熱シールドとの間のギャップを維持し、膜状冷却空気の
制御をなし、燃料ノズルガイドの熱伝導表面積を増加さ
せる。
【０００６】典型的な燃料ノズルガイドでは、燃料ノズ
ルガイドのフランジ部の周縁部に約４８の比較的厚いリ
ブが配置されている。そして、そのリブの先頭端部と尾
頭端部は四角である。この典型的な装備において、各リ
ブは約０.１インチの幅と０.２５インチの半径長とを有
する。したがって、縦横比（スパン２プランフォーム
域）を計算するための周知の方程式を用いて、燃料ノズ
ルガイドの典型的なリブの縦横比は０.４である。加え
て、４８のリブの典型的な装備においては、それぞれ
０.４の縦横比を持ち、先頭端部は約０.０９７インチの
間隔で互いに分離する一方、尾頭端部は約０.０７５イ
ンチの間隔で互いに分離されている。
【０００７】従来のノズルガイド７３は、図５，６に示
すように、０.４の縦横比と、四角い尾頭端部７６と、
平均して約０.０８５の冷却スロット７８とを有し、冷
却空気流８２に渦流を生じさせるものであった。図６に
示すように、冷却空気流８２が冷却スロット７８から出
るとき、リブ７４の側部の冷却空気流８２は、リブ７４
の四角い尾頭端部７６を通り越すために、冷却スロット
７８から離れるように偏向する。この偏向は流体流の基
本原則であり、当技術分野においては周知事項に属する
ことである。リブ７４は比較的厚いために、冷却スロッ
ト７８付近で偏向された空気流は、終局的にはリブ７４
の尾頭端部７６から離れた点８４で交差することとな
る。
【０００８】図６に示すように、四角い尾頭端部７６に
よって形成される比較的大きな三角形の範囲で角度付け
された冷却空気流は、渦流８０を生じさせ易く、それに
より燃焼室からの熱ガスが入り込む真空を導入し、こと
により熱シールド５８に熱禍をもたらす。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】従来のノズルガイドの
欠点は、これらの分厚くて四角で、リブ間の間隔で結合
するリブにあり、燃料ノズルガイドと隔壁熱シールドと
の間を膜状冷却流が通過するとき、膜状冷却噴流間に強
大な渦流を発生させることにある。これらの渦流は燃焼
室からの熱いガスを乗せ、その熱いガスは隔壁熱シール
ドと接触し、ことによりある程度の熱禍をもたらす。
【００１０】従来のノズルガイドにおける、前記渦流が
生じさせる潜在的な問題を軽減する一つの方法は、冷却
流レベルを増大させることである。しかしながら、冷却
流レベルを燃焼機上流端において増大させることは、エ
ンジンの低速での稼働中に一酸化炭素と炭化水素の排気
を増大させることとなることが当業界においては知られ
ている。低速での稼働中に増大する排気は健康及び環境
上の観点から高度に望ましいことではない。
【００１１】そこで、本発明の目的は、冷却流レベルを
増大させることなくして隔壁熱シールド上の冷却流を改
善する燃料ノズルガイドを提供することにある。
【００１２】また、本発明の他の目的は、隔壁熱シール
ドと燃料ノズルガイドとの間のギャップを通過する膜状
冷却噴流間に生じる渦流が減少する燃料ノズルガイドを
提供することにある。
【００１３】さらに、本発明の目的は、冷却空気による
燃料ノズルガイドの冷却が改善されるようにした燃料ノ
ズルガイドを提供することにある。
【００１４】
【課題を解決するための手段】上記目的は、本発明にか
かる弧状の尾頭端部を有して放射状に延伸する複数のリ
ブを特徴とするガスタービンエンジン燃焼機用燃料ノズ
ルガイドによって達成される。
【００１５】燃焼機は、開口部を有する隔壁によって一
端部に形成される燃焼室からなり、隔壁は隔壁熱シール
ドにより燃焼室から断熱され、さらに隔壁は燃料ノズル
とその燃料ノズルガイド構造と燃料ノズルを固定するリ
テーナ及び隔壁開口内における燃料ノズルガイド構造と
からなる。
【００１６】燃料ノズルガイドは、燃料ノズルを受ける
環状ブッシングからなり、環状ブッシングは第１の端部
と第２の端部とを有し、第１の端部はリテーナに結合さ
れている。環状ブッシングの第２の端部に放射状に延伸
するフランジ部は、環状ブッシングの連結部に近い方か
ら間をおいた基部と中心から離れた周縁部とを有する。
フランジ部の周縁部は前記隔壁熱シールドとほぼ平行に
延伸する。フランジ部の周縁部の回りには放射状に延伸
する複数のリブが形成され、各リブはそれぞれ先頭端部
と尾頭端部とを有し、尾頭端部は弧状をなしてリブの間
を膜状冷却空気が通過するとき膜状冷却渦流の発生を減
少させる。
【００１７】なお、本発明は以下に記載する好ましい実
施例により当業者には一層容易に理解できるであろう
し、また、本発明の趣旨に基づいて種々の見地から可能
な他の実施例を理解できる。したがって、以下の記載及
び図面は限定的性質のものではない。
【００１８】
【発明の実施の形態】以下本発明を図１〜図４に基づき
説明する。図１に示すように、ナセル１４内に配置され
たエンジン１２からなるガスタービンエンジンパワープ
ラント１０が、飛行機の機体（図示略）の翼１６にパイ
ロン１８で搭載されている。周知のように、エンジン１
２はナセル１４のインレットを通じてラムエア（図示
略）を取り込んで圧縮するコンプレッサー２０からな
り、該コンプレッサー２０はそれから導管状をなして燃
焼室を形成し、該燃焼室において空気と燃料とが混合さ
れ、その混合気体が燃焼することにより、エンジンを通
して空気流の運動学上におけるエネルギーを実質的に増
大させる。空気と燃料の混合気体が燃焼した産物は、燃
焼機２２から押し出され、ドライブシャフト２６によっ
てコンプレッサー２０の高圧域に結合された高圧タービ
ン２４のローターブレードに作用する。燃焼機２２域で
の燃焼の産物はコンプレッサー２０の低圧域とファン３
０に同軸のドライブシャフト３２で結合された低圧ター
ビンのローターブレードにも作用してコンプレッサー２
０とファン３０を駆動する。このパワープラント１０に
よってもたらされる総合的なスラスト（推進力）は、エ
ンジン１２の排出のスラスト総計に等しく、そのスラス
トはファン３０が取り込んだ空気に相当する。上記パワ
ープラントの構造と作用に関する記載は、勿論、当業技
術分野においては周知の事項である。
【００１９】図２に示すように、燃焼機２２は環状の燃
焼室３４を有し、該燃焼室３４は、ドーム３８に終結し
て（エンジンに関し）前方で一体の壁構造３６と、周縁
突起部４２と複数の開口部とからなり、その開口部の一
つは燃料ノズル４６が貫通する開口部４４として図示さ
れている。また開口部４４はノズル４６から供給された
燃料の燃焼を助長するとともに、燃焼機２２の構成部材
を冷却するために、燃焼機２２内に燃焼空気（矢示４８
参照）を導入する。燃料ノズル４６は燃料ノズルガイド
構造５０で隔壁４０に取り付けられている。
【００２０】エンジンが始動して燃焼室３４内における
空気と燃料の混合気体は点火プラグ（図示略）により着
火される。図２に示すとともに、上記したように、燃焼
室３４内に生じた高温度は、その構成部材を熱禍に晒し
て相異なる膨張を生じさせる。そのような相異なる膨張
とともに、燃焼機を通して生じるガス流によりもたらさ
れる振動は、燃料ノズルの隔壁４０を縦方向及び横方向
に変位させる。燃料ノズルガイド構造５０はそのような
相異なる変位と振動を許容して燃焼室３４の残部ととも
に燃料ノズル４６を保護する。
【００２１】燃料ノズルガイド構造５０は、燃料ノズル
４６から離れた近傍に配置されて隔壁４０の中央開口部
を貫通するノズルガイドブッシング５２を含む。ノズル
ガイドブッシング５２は隔壁４０の側部の燃焼室に、半
径方向へ延伸するフランジ部５４を有して終結する。
【００２２】図２に示すように、ノズルガイドブッジン
グ５２は環状のリテーナ構造物５６によって隔壁４０に
保持されている。リテーナ構造物５６は通常のものでノ
ズルガイドブッシング５２を溶接、ねじ又は溶接とねじ
で固定する。リテーナ構造物５６の詳細については、本
発明の譲渡人と同じユナイテッド・テクノロジーズ・コ
ーポレイションに譲渡された米国特許第５，４６３，８
６４号を参照されたい。
【００２３】半径方向へ延伸する環状の熱シールド５８
（一般的に、米国特許第４，９３４，１４５号に開示し
たタイプの）が、半径方向へ延伸するフランジ部５４と
隔壁４０との間に配置され、隔壁４０から複数の脚部６
０で離間している。熱シールド５８はノズルガイドブッ
シング５２と締結、若しくは、溶接又はねじ（図示略）
によって隔壁４０に取り付けてもよい。
【００２４】ノズルガイドブッシング５２は隔壁４０の
開口部の内径よりも実質的に小さな内径を有してそれら
の間にギャップ７２を形成し、該ギャップ７２はノズル
ガイドブッシング５２の孔６４及び熱シールド５８と隔
壁４０間のスペースを経て燃焼室３４内へ冷却と燃焼用
空気を導入する。
【００２５】図２〜図４に示すように、リブ６６はフラ
ンジ部５４の周縁部に半径方向へ配設されている。冷却
空気６１はギャップ７２を通過し、フランジ部５４と熱
シールド５８の間を通過し、さらに、燃焼室３４に入る
前にリブ６６の間を通過する。リブ６６のそれぞれは、
先頭端部６８と尾頭端部７０とを有し、先頭端部６８と
尾頭端部７０は空気流６１と関連して形成され、かつ、
先頭端部６８と尾頭端部７０はフランジ部５４の回りへ
半径方向に沿って整列している。
【００２６】本発明の好ましい実施例にあっては、１４
４のリブ６６がフランジ部５４の回りに配置形成され
る。リブ６６のそれぞれは、０.０３３８インチの幅と
０.２５インチの長さを有し、その長さは半径方向で規
定される。また、リブ６６のそれぞれは、円形止めとし
た先頭端部６８と尾頭端部７０を有し、その円形止めの
円の半径は、０.０１６９インチである。そのため、各
リブ６６の縦横比は約０.１４である。
【００２７】加えて、図４に示す好ましい実施例にあっ
ては、リブ６６は先頭端部６８が０.０３２インチの距
離で互いに離され、尾頭端部７０が０.０２５インチの
距離で離され、リブ６６間のスペースは冷却スロット７
２を形成する。これらの冷却スロット７２は、約０.１
４の縦横比を有するリブ６６とともに、形状において弧
状である尾頭端部７０とのコンビネーションにより、冷
却空気流６１は尾頭端部７０を通過する際に渦流を発生
させることなくスムーズに冷却スロット７２から退出す
る。
【００２８】図３，４に示した本発明において、従来例
のリブ７４に比べ薄い性質で、しかも、円形止めとした
尾頭端部７０を併有するリブ６６は、偏向された冷却空
気流６１の交差点８６が、従来例の関連する交差点８４
よりも上流になる。加えて、リブ６６の尾頭端部７０に
より規定される実質的に三角形の範囲の面積と、偏向さ
れた冷却空気流６１は、実質的に減少するのである。そ
のため、交差点８６をより一層上流でリブ６６の尾頭端
部７０の基部に近付けることにより、渦流の発生が減少
し、熱ガスが熱シールド５８に与える熱禍のリスクを低
下させることになる。
【００２９】本発明による燃料ノズルガイド構造５０は
それ自体を冷却する効果をももたらす。特に、フランジ
部の回りに１４４ものリブが形成されているから、ガイ
ド構造５０の新規な冷却は、冷却空気流６１に対する表
面積の増大により、従来のそれに比べて増大している。
【００３０】本発明の他の実施例として、リブ６６の縦
横比は必ずしも約０.１４である必要はない。これらの
実施例におけるリブの幅は、弧状の尾頭端部を併有し、
冷却空気流が燃焼室からの熱ガスを乗せた渦流を生じ、
それにより、熱シールドに熱禍をもたらす原因となる危
険を増大させることのないように、尾頭端部の基部から
離れた点で交差するようにしなければならない。
【００３１】さらに他の実施例として、リブの先頭端部
は必ずしも形状において弧状である必要はない。これら
の実施例においては、先頭端部は通常の四角いものでよ
い。また、リブの数についても、１４４よりも少なくて
も多くてもよい。リブの数はフランジ部の半径と選択す
るリブの幅及び冷却スロットに依存するものである。
【００３２】以上説明した本発明につき当業者は前記本
発明の目的を充足するものであることを認識できるもの
と思われる。また、上記本発明は広く開示したので、当
業者は種々の変形例、置換例、その他を想到できるもの
と思われる。したがって、本発明は特許請求の範囲に記
載された事項に限定されることなく、その均等物にも及
ぶものである。
【００３３】
【発明の効果】以上説明した本発明は請求項記載のよう
な燃料ノズルガイドとしたから、冷却流レベルを増大さ
せることなくして隔壁熱シールド上の冷却流を改善する
ことができ、また、隔壁熱シールドと燃料ノズルガイド
との間のギャップを通過する膜状冷却噴流間に生じる渦
流が減少するとともに、冷却空気による燃料ノズルガイ
ドの冷却が改善される。
【図面の簡単な説明】
【図１】飛行機の翼に取り付けられたガスタービンエン
ジン（パワープラント）の一部破断、一部断面とした側
面図。
【図２】本発明にかかる燃料ノズルガイドを搭載した燃
焼機の断面図。
【図３】図２に示す燃料ノズルガイドの斜視図。
【図４】図３における４−４円内における燃料ノズルガ
イドの一部平面図。
【図５】従来の燃料ノズルガイドの斜視図。
【図６】図５の６−６円内における燃料ノズルガイドの
一部平面図。
【符号の説明】
１０…パワープラント １２…エンジン １４…ナセル ２０…コンプレッサー ２２…燃焼機 ２４…高圧タービン ３０…ファン ３２…ドライブシャフト ３４…燃焼室 ３６…壁構造 ３８…ドーム ４０…隔壁 ４４…開口部 ４６…燃料ノズル ４８…燃焼空気 ５０…燃料ノズルガイド構造 ５２…ノズルガイドブッシング ５４…フランジ部 ５６…リテーナ構造物 ５８…熱シールド ６０…脚部 ６１…冷却空気 ６６…リブ ６８…先頭端部 ７０…尾頭端部 ７２…ギャップ ８６…交差点
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 フランクリン ジェイ．デイヴィス アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト ンベリー，マンチェスター ロード 1194

Claims (15)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 開口部を有する隔壁によってその一端側
    に燃焼室が形成される燃焼機からなり、該隔壁は隔壁熱
    シールドによって前記燃焼室から断熱され、さらに、該
    隔壁は燃料ノズルと、そのノズルガイド構造と、ノズル
    を固定するためのリテーナと、前記開口部内の燃料ノズ
    ル構造とからなるガスタービンエンジン用燃焼機におい
    て、前記燃料ガイド構造は、 （ａ）前記ノズルを受ける環状ブッシングを有し、該環
    状ブッシングは第１の端部と第２の端部とを有し、第１
    の端部は前記リテーナに結合され、 （ｂ）前記環状ブッシングの前記第２の端部から放射状
    に延伸するフランジ部を有し、該フランジ部は前記環状
    ブッシングの連結部に近い方から間をおいた基部と中心
    から離れた周縁部とを有し、該周縁部は前記隔壁熱シー
    ルドとほぼ平行に延伸し、 （ｃ）前記フランジ部の周縁部の回りに放射状に延伸し
    て配置された複数のリブを有し、該リブはそれぞれ先頭
    端部と尾頭端部とを有し、該尾頭端部はその形状が弧状
    を呈して前記リブ間を膜状冷却空気が通過するとき膜状
    冷却空気の渦流を低減させることを特徴とするガスター
    ビンエンジンにおける燃焼機。
  2. 【請求項２】 前記フランジ部の基部に複数の透孔が穿
    設され、該透孔は前記燃焼室内への空気の導入を促進す
    ることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジ
    ンにおける燃焼機。
  3. 【請求項３】 前記放射状に延伸するリブの前記先頭端
    部は弧状であることを特徴とする請求項１記載のガスタ
    ービンエンジンにおける燃焼機。
  4. 【請求項４】 前記放射状に延伸するリブは０.１から
    ０.２の縦横比を有することを特徴とする請求項１記載
    のガスタービンエンジンにおける燃焼機。
  5. 【請求項５】 前記フランジ部の前記周縁部に前記放射
    状に延伸するリブが配置形成され、その配置数は１４４
    であることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエ
    ンジンにおける燃焼機。
  6. 【請求項６】 隔壁を有する燃焼機と、該隔壁は開口部
    を有するとともに、隔壁熱シールドにより断熱され、さ
    らに、該隔壁は燃料ノズルと、そのノズルガイド構造
    と、ノズルを固定するためのリテーナと、前記開口部内
    の燃料ノズル構造とからなるガスタービンエンジン用燃
    焼機において、前記燃料ガイド構造は、 （ａ）前記ノズルを受ける環状ブッシングを有し、該環
    状ブッシングは第１の端部と第２の端部とを有し、該第
    １の端部は前記リテーナに結合され、 （ｂ）前記環状ブッシングの前記第２の端部から放射状
    に延伸するフランジ部を有し、該フランジ部は前記環状
    ブッシングの連結部に近い方から間をおいた基部と中心
    から離れた周縁部とを有し、該周縁部は前記隔壁熱シー
    ルドとほぼ平行に延伸し、 （ｃ）前記フランジ部の周縁部の回りに放射状に延伸し
    て配置形成された複数のリブを有し、該リブはそれぞれ
    先頭端部と尾頭端部とを有し、該尾頭端部はその形状が
    弧状を呈して前記リブ間を膜状冷却空気が通過するとき
    膜状冷却空気の渦流を低減させることを特徴とするガス
    タービンエンジンにおける燃焼機。
  7. 【請求項７】 前記フランジ部の基部に複数の透孔が穿
    設され、該透孔は燃焼機内への空気の導入を促進するこ
    とを特徴とする請求項６記載のガスタービンエンジンに
    おける燃焼機。
  8. 【請求項８】 前記放射状に延伸するリブの前記先頭端
    部は弧状であることを特徴とする請求項６記載のガスタ
    ービンエンジンにおける燃焼機。
  9. 【請求項９】 前記放射状に延伸するリブは０.１から
    ０.２の縦横比を有することを特徴とする請求項６記載
    のガスタービンエンジンにおける燃焼機。
  10. 【請求項１０】 前記フランジ部の前記周縁部に前記放
    射状に延伸するリブが配置形成され、その配置数は１４
    ４であることを特徴とする請求項６記載のガスタービン
    エンジンにおける燃焼機。
  11. 【請求項１１】 ガスタービンエンジンにおいて、燃料
    ノズルガイドが、 （ａ）燃料ノズルを受けるための環状ブッシングを有
    し、該環状ブッシングは第１の端部と第２の端部とを有
    し、該第１の端部は前記燃焼機内で前記燃料ノズルを固
    定するための手段と結合され、 （ｂ）前記環状ブッシングの第２の端部から放射状に延
    伸するフランジ部を有し、該フランジ部は前記環状ブッ
    シングの連結部に近い方から間をおいた基部と中心から
    離れた周縁部とを有し、該周縁部は前記隔壁熱シールド
    とほぼ平行に延伸し、 （ｃ）前記フランジ部の周縁部の回りに放射状に延伸し
    て配置された複数のリブを有し、該リブはそれぞれ先頭
    端部と尾頭端部とを有し、該尾頭端部はその形状が弧状
    を呈して前記リブ間を膜状冷却空気が通過するとき膜状
    冷却空気の渦流を低減させることを特徴とするガスター
    ビンエンジンにおける燃焼機。
  12. 【請求項１２】 前記フランジ部の基部に複数の透孔が
    穿設され、該透孔は燃焼機内への空気の導入を促進する
    ことを特徴とする請求項１１記載のガスタービンエンジ
    ンにおける燃焼機。
  13. 【請求項１３】 前記放射状に延伸する先頭端部は形状
    において弧状であることを特徴とする請求項１１記載の
    ガスタービンエンジンにおける燃焼機。
  14. 【請求項１４】 前記放射状に延伸するリブは０.１か
    ら０.２の縦横比を有することを特徴とする請求項１１
    記載のガスタービンエンジンにおける燃焼機。
  15. 【請求項１５】 前記フランジ部の前記周縁部に前記放
    射状に延伸するリブが配置形成され、その配置数は１４
    ４であることを特徴とする請求項６記載のガスタービン
    エンジンにおける燃焼機。
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